一种空地导弹近炸引信

摘要

一种空地导弹近炸引信，属于飞行器技术领域。依靠机械原理设计三层保险机构，弹体在分离发射器向前加速的过程中对弹体内的零部件会产生向后的惯性力，在惯性力的作用下，缓冲套筒克服第三弹簧的弹力沿着弹体轴线向后运动，雷管从限位球的定位孔中脱离，同时弹体在飞行的过程中会围绕自身轴线自转而产生离心力，在离心力的作用下离心球内的钢珠克服第二弹簧弹力向外运动，变位导管在轴线方向上实现解锁，同样受离心力的影响，限位球在惯性缓冲座高速旋转，由于限位球中间开孔且两侧安装配重块，球体中心在旋转的过程中会逐渐对中弹体中孔轴线，此时雷管和导爆药对齐，弹体完成爆炸前的解锁。

说明书

技术领域

本实用新型涉及飞行器技术领域，具体地说是一种空地导弹近炸引信。

背景技术

目前，一些采用软带以及球转子技术的引信虽然可以实现较长的延期解除保险距离，但是由于火药易受潮、长期贮存失效率较高、高空燃烧易熄火及延期解除保险距离散布大等缺点，均不能达到理想使用效果。我国目前小口径弹药引信主要有以下特点：对于软带机构、球转子机构引信，品种繁多，通用性、兼容性较差；很多由国外引进的引信不能满足《引信安全性设计准则》中关于冗余保险的要求；大多采用隔离雷管型，一般为球转子或垂直回转的圆盘转子；采用机械式延期解除保险机构（如球转子、软带等）的引信解除保险距离偏小；采用火药保险机构的引信虽然能达到较长的解除保险距离，但缺点是指标散布过大、火药易受潮、不宜长期贮存。

实用新型内容

本实用新型的技术任务是解决现有技术的不足，提供一种空地导弹近炸引信。

本实用新型所涉及的技术方案的核心思想是：

依靠机械原理设计三层保险机构，弹体在分离发射器向前加速的过程中对弹体内的零部件会产生向后的惯性力，在惯性力的作用下，缓冲套筒克服第三弹簧的弹力沿着弹体轴线向后运动，雷管从限位球的定位孔中脱离，同时弹体在飞行的过程中会围绕自身轴线自转而产生离心力，在离心力的作用下离心球内的钢珠克服第二弹簧弹力向外运动，变位导管在轴线方向上实现解锁，同样受离心力的影响，限位球在惯性缓冲座高速旋转，由于限位球中间开孔且两侧安装配重块，球体中心在旋转的过程中会逐渐对中弹体中孔轴线，此时雷管和导爆药对齐，弹体完成爆炸前的解锁。

本实用新型解决其技术问题所采用的技术方案是：

一种空地导弹近炸引信，包括离心球和变位导管，离心球的圆周面上加工导向孔，导向孔内安装钢珠，钢珠上加工凹槽，凹槽内安装第二弹簧，离心球安装在弹簧基座和惯性缓冲套筒的轴承座内，轴承座内安装轴承，离心球内穿过变位导管，变位导管为空心圆管，圆管管壁上加工出第一限位槽和第二限位槽，第一限位槽为1/4圆弧面凹槽，槽体位于变位导管的顶部，第二限位槽为1/2圆弧面凹槽，槽体位于变位导管的中部；变位导管头部安装点火组件，变位导管底部安装雷管。

离心球的底部安装惯性缓冲座，惯性缓冲座为圆柱体结构，圆柱体中心开孔并安装限位球，限位球上有锁止孔和导爆孔，限位球的两侧对称安装配重块，锁止孔内插入雷管，导爆孔内安装点火器。

惯性缓冲座安装在惯性缓冲套筒内，惯性缓冲套筒内安装第三弹簧和橡胶套筒，橡胶套筒的中间有导爆孔道，惯性缓冲套筒安装在壳体内，壳体的头部安装导流锥。

离心球的头部安装弹簧基座，弹簧基座内安装第一弹簧，第一弹簧抵紧在点火组件上，点火组件通过导线与电容传感器连接。

本实用新型的一种空地导弹近炸引信与现有技术相比所产生的有益效果是：

（1）本发明相比于传统的近炸引信而言多设计了一套冗余保险机构，整个引信安全系统包括三个独立保险件，其中每一个都能防止引信意外解除保险。而启动这三个保险件的激励必须从不同的环境获得，避免了在发射周期开始之前引信误触发的现象。

（2）设计的变位导管结构，使得雷管与导爆药一旦对齐后不能够再次偏离，保证了发射后的弹体在未击中目标的情况下能够进行自爆。

附图说明

附图1是本实用新型结构主视静止状态剖面图；

附图2是本实用新型结构发射瞬间剖面图；

附图3是本实用新型结构旋转状态剖面图；

附图4是本实用新型结构限位球三维图；

附图5是本实用新型结构离心球三维图；

图中：

1、电容传感器，2、弹簧基座，3、第一弹簧，4、点火组件，5、离心球，501、导向孔，6、第二弹簧，7、钢珠，8、变位导管，801、第一限位槽，802、第

二限位槽，9、限位球，901、锁止孔，902、导爆孔，903、配重块，101、雷管，102、点火器，11、第三弹簧，12、导爆孔道，13、惯性缓冲套筒，14、橡胶套筒，15、惯性缓冲座，16、壳体，17、导流锥。

具体实施方式

下面结合附图，对本实用新型的作以下详细说明。

一种空地导弹近炸引信，包括离心球5和变位导管8，离心球5的圆周面上加工导向孔501，导向孔501内安装钢珠7，钢珠7上加工凹槽，凹槽内安装第二弹簧6，离心球5安装在弹簧基座2和惯性缓冲套筒13的轴承座内，轴承座内安装轴承，离心球5内穿过变位导管8，变位导管8为空心圆管，圆管管壁上加工出第一限位槽801和第二限位槽802，第一限位槽801为1/4圆弧面凹槽，槽体为变位导管8的顶部，第二限位槽802为1/2圆弧面凹槽，槽体位于变位导管8的中部；变位导管8头部安装点火组件4，变位导管8底部安装雷管101。

离心球5的底部安装惯性缓冲座15，惯性缓冲座15为圆柱体结构，圆柱体中心开孔并安装限位球9，限位球9上有锁止孔901和导爆孔902，锁止孔901内插入雷管101，导爆孔902内安装点火器102。

作为本实用新型的第一实施例，平时安全系统中的限位球被雷管和第三弹簧独立地、机械地锁定在隔爆位置，使限位球回转体合件中的针刺雷管和传爆管轴线方向错开一定角度，从而使安全系统处于隔爆状态，保证了引信机构在勤务处理过程中的安全。

惯性缓冲座15安装在惯性缓冲套筒13内，惯性缓冲套筒13内安装第三弹簧11和橡胶套筒14，橡胶套筒14的中间有导爆孔道12，惯性缓冲套筒13安装在壳体16内，壳体16的头部安装导流锥17。

作为本实用新型的第一实施例，发射时，在惯性力的作用下，限位球后退开始解除保险过程；在炮口保险距离以外，当弹丸转速达到一定程度时，限位球9在离心力作用下，安装配重块903的两侧会向着惯性缓冲座15的内壁移动，限位球9上的导爆孔902逐渐向着惯性缓冲座15的中轴线摆动，最终使得限位球9转正到位，此后，雷管、传爆管、弹丸主装药对正，弹丸处于待发状态。

其中，关于惯性力的表述是指，由于惯性缓冲套筒13与弹体结构之间依靠弹簧11和橡胶套筒14进行弹性连接，则当壳体16在发动机的推动下加速开始时，惯性缓冲套筒13和限位球9则会因为惯性力在短时间相对于壳体16产生向后的位移。

其中，关于离心力的表述是指，弹体在发射初期，壳体16自身无转动，当弹体进入平飞状态时为了维持弹道的问题在外部发动机和舵机的作用下，弹体会围绕自身轴线产生转动，因此产生对钢珠7产生离心力。

作为本实用新型的第一实施例，在竖直放置状态，第三弹簧11和橡胶套筒14处于微压缩状态，第一弹簧3处于微拉伸状态；当导弹发射后处于加速状态时，第三弹簧11和橡胶套筒14处于高度压缩状态，第一弹簧3处于高度拉伸状态；

进一步，在竖直放置状态，点火器102插入在锁止孔901；当导弹发射后处于加速状态时，点火器102从锁止孔901内脱出。

作为本实用新型的第一实施例，在竖直放置状态，限位球9的中轴线与惯性缓冲座15偏移一定角度，离心球5的末端插入变位导管8的中部槽内；当导弹发射后并开始旋转时，限位球9的中轴线逐渐与惯性缓冲座15对齐，离心球5向两侧运动，离心球5的末端插入变位导管8的中部槽内脱出。

离心球5的头部安装弹簧基座2，弹簧基座2内安装第一弹簧3，第一弹簧3抵紧在点火组件4上，点火组件4通过导线与电容传感器1连接。

作为本实用新型的第一实施例，电容传感器1的作用就是完成把弹目接近时电容的变化,变成电信号的变化,并将此信号检出,送入下面的选择放大和信号处理电路,以此来推动执行级,使引信适时的起爆。

进一步，设计的引信爆炸原理是，当点火器102和雷管101对中后，电容传感器1的控制电路发出电信号，点火器102发出电弧引爆雷管101，雷管101引爆后产生的高温高压射流进而引爆导弹战斗部。

综上，本实用新型的内容并不局限在上述的实施例中，本领域技术人员可以在本实用新型的指导思想之内提出其他的实施例，但这些实施例都包括在本实用新型的范围之内。